JP5010507B2 - 軸流式ターボ機械のタービン段、及びガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービン等の軸流式ターボ機械に用いられるタービン段に関する。

ガスタービンやジェットエンジン等、軸流式ターボ機械においては、通常、ロータの外周側に動翼が配列され、かつ当該動翼に対向して静翼がシュラウドの内周側に配列されて、一つのタービン段を構成している。このような軸流式ターボ機械用のタービン段においては、通常、翼の端が結合される部材、いわゆるプラットホームの外壁面（以下、エンドウォールと記す）に凹凸を設けることで、隣り合う翼間の流路におけるガスの流れを改善し、圧力損失等の空力性能を向上させる技術が提案されている（例えば、特許文献１参照）。

下記の特許文献１には、エンドウォールのうち、翼の腹面側（concave pressure side）の前縁に近接した部位には、基準面より外側（流路側）に突出した突出部（bulge）が形成され、且つ翼の背面側（convex suction side）の後縁に近接した部位には、基準面より内側に凹んだ凹部（bowl）が形成されたタービン段が提案されている。

米国特許第７１３４８４２号明細書

ところで、特許文献１のようなタービン段においては、エンドウォールの形状が、隣り合う翼の間に形成される流路（以下、単に「翼間流路」と記す）における空力性能のみに着目して設定されているため、当該エンドウォールには、局所的に熱伝達率の高い部位が生じることがある。

このように熱伝達率の高い部位の面積が大きいと、翼間流路を流れるガスから当該部位を介してプラットホームや翼に伝達される熱量が増大し、プラットホームや翼が受ける熱的負荷が増大するという問題が生じる。熱的負荷が増大すると、プラットホームや翼を冷却する冷媒の流量を増大させる必要が生じ、タービンとしての効率が低下することがあり、また、上述のエンドウォールの形状を、ガス温度が高温な高圧段に適用することが困難となる。

したがって、タービン段においては、翼間流路における空力性能を良好なものとしつつ、エンドウォールに熱伝達率の高い部位が広く生じてしまうことを抑制可能なエンドウォールの形状が求められている。

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、プラットホームや翼が受ける熱的負荷を低減可能なタービン段及びガスタービンを提供することを目的とする。

上記の目的を達成するために、本発明に係るタービン段は、軸流式ターボ機械に用いられ、回転軸の周方向に延びているプラットホームから回転軸の径方向に延びている翼が回転軸の周方向に配列されて、隣り合う翼の間に翼間流路が形成されるタービン段であって、プラットホームの翼間流路側の壁面であるエンドウォールには、回転軸の径方向に凹む凹部が設けられており、凹部は、隣り合う翼のうち一方の翼の腹面の前縁側に沿って延びている腹側凹部と、当該腹面と対向する他方の翼の背面の前縁側に沿って延びている背側凹部と、背側凹部と腹側凹部とを、これらに対して翼間流路の下流側において接続する接続凹部と、を有することを特徴とする。

本発明に係るタービン段において、凹部は、前記背側凹部とは別個に、前縁近傍から背面に沿って延びる前縁側凹部を有するものとすることができる。

本発明に係るタービン段において、背側凹部と、腹側凹部は、エンドウォールのうち回転軸の周方向に延びている基準面に対して回転軸の径方向に等しい距離を以って凹んでいるものとすることができる。

また、本発明に係るガスタービンは、燃焼用の空気を取り入れて圧縮する圧縮機と、圧縮された空気を燃焼させる燃焼器と、燃焼ガスから機械的動力を取り出すタービンとを備えたガスタービンであって、タービンを構成するタービン段のうち、プラットホームの翼間流路側の壁面であるエンドウォールには、回転軸の径方向に凹む凹部が設けられており、凹部は、隣り合う翼のうち一方の翼の腹面の前縁側に沿って延びている腹側凹部と、当該腹面と対向する他方の翼の背面の前縁側に沿って延びている背側凹部と、背側凹部と腹側凹部とを、これらに対して翼間流路の下流側において接続する接続凹部と、を有することを特徴とする。

本発明に係るタービン段において、凹部は、背側凹部と腹側凹部とを、これらに対して翼間流路の下流側において接続する接続凹部を有するものとすることで、腹側凹部及び背側凹部からの燃焼ガスを合流させて、一方の翼の後縁と、他方の翼の背面との間にある翼間流路の絞り部に向かう燃焼ガスの流れを減速することができ、当該絞り部に面するエンドウォールに熱伝達率の高い領域が生じることを抑制することができる。

本発明に係るタービン段において、凹部は、前記背側凹部とは別個に、前縁近傍から背面に沿って延びる前縁側凹部を有するものとすることで、背面の前縁側に向かう燃焼ガスの流れを減速することができ、高速の燃焼ガスの流れが背面のうち前縁側に衝突して、燃焼ガスの流れに乱れが生じることを抑制することができる。

また、本発明に係るガスタービンは、タービンを構成するタービン段のうち、プラットホームの翼間流路側の壁面であるエンドウォールには、回転軸の径方向に凹む凹部が設けられており、凹部は、隣り合う翼のうち一方の翼の腹面の前縁側に沿って延びている腹側凹部と、当該腹面と対向する他方の翼の背面の前縁側に沿って延びている背側凹部と、背側凹部と腹側凹部とを、これらに対して翼間流路の下流側において接続する接続凹部と、を有するものとしたので、腹側凹部及び背側凹部からの燃焼ガスを合流させて、一方の翼の後縁と、他方の翼の背面との間にある翼間流路の絞り部に向かう燃焼ガスの流れを減速することができ、当該絞り部に面するエンドウォールに熱伝達率の高い領域が生じることを抑制することができる。

以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施の形態における構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。

本実施例に係る軸流式ターボ機械用のタービン段の構成について図１〜図８を用いて説明する。図１は、本実施例に係るタービン段におけるエンドウォールの形状を示す展開図である。図２は、タービン段の構成例を示す斜視図である。図３−１は、図１のＡ−Ａ線による断面図である。図３−２は、図１のＢ−Ｂ線による断面図である。図３−３は、図１のＣ−Ｃ線による断面図である。図４は、従来技術に係るタービン段の翼間流路における静圧分布を示す図である。図５は、本実施例に係るタービン段の翼間流路における静圧分布を示す図である。図６は、従来技術に係るタービン段のエンドウォールにおける熱伝達率の分布を示す図である。図７は、本実施例に係るタービン段のエンドウォールにおける熱伝達率を示す図である。図８は、本実施例に係るガスタービンの全体構成を示す断面図である。

なお、図１、図４〜図７は、軸流式ターボ機械のロータの回転軸の周方向（図に矢印Ｃで示す）に延びるプラットホームを、直線状に展開した図面となっている。また、図１、図４〜図７において、翼については、その断面である翼形（aerofoil）のみを示している。

図８に示すように、ガスタービン１は、空気の流れの上流側から下流側に向かって空気取入口２、圧縮機３、燃焼器４及びタービン５が設けられている。空気取入口２から取り込まれた空気は、圧縮機３によって圧縮され、高温・高圧の圧縮空気となって燃焼器４に給送される。燃焼器４は、その内部に形成された燃焼室において、圧縮空気に天然ガス等の気体燃料、或いは軽油や重油等の液体燃料を供給して燃料を燃焼させて、高温・高圧の燃焼ガスを生成する。燃焼室で生じた高温・高圧の燃焼ガスは、燃焼器４から、タービン５に向けて噴射される。噴射された燃焼ガスにより、タービン５は回転駆動される。燃焼ガスからタービン５が受けた機械的動力のうち一部は、圧縮機３の回転駆動に用いられ、残りは、発電等に供される。

このようなタービン５は、通常、内周に静翼が配列されたケーシング７（車室）と、外周に動翼が配列されたロータ８とを有しており、当該ロータ８は、燃焼ガスの流れを受けて動翼と一体に回転する。タービン５において、動翼の翼列と、静翼の翼列は、一対となって一つのタービン段（turbine stage）を構成している。つまり、タービン５は、複数のタービン段から構成されている。なお、タービン段を構成する動翼及び静翼のうち一方を、単に「翼」と記す。つまり、タービン段には、動翼の翼列及び静翼の翼列のうち少なくとも一方が含まれている。

図２に示すように、タービン段１０において、翼２０が結合される部材であるプラットホーム１４は、図に矢印Ａで示すように、ロータ回転軸（以下、単に「回転軸」と記す）の軸方向に幅を有しており、且つ回転軸の周方向（図に矢印Ｃで示す）に延びている。プラットホーム１４には、回転軸の周方向に所定の間隔を空けて、同一形状の翼が全周に亘って配列されている。すなわち、タービン段１０には、ロータ回転軸の周方向に列をなす翼列が設けられている。

各翼２０の外表面は、前縁２２と後縁２８を境界にして、タービン段１０に流入する燃焼ガス（流動方向を図に矢印Ｇで示す）からの圧力を受ける腹面２４と、腹面２４と対向して形成された背面２６で構成されている。つまり、翼２０は、腹面２４と背面２６で囲まれて、その翼形が規定されている。各翼２０の端は、プラットホーム１４に結合されて回転軸の周方向に配列されている。

このようにして隣り合う翼２０の間には、燃焼ガスが流れる流路（以下、翼間流路と記す）３０が形成されている。以下の説明において、プラットホーム１４のうち翼間流路３０側の壁面を「エンドウォール」と記して符号１５で示す。なお、図２の下部には、エンドウォール１５と翼２０の腹面２４及び背面２６との交線、すなわち翼形を二点鎖線で示している。

また、以下の説明において、図に矢印Ａで示す回転軸の軸方向のうち、燃焼ガスの流動方向の上流側を「前方」と記す。これに対して、燃焼ガスの流動方向の下流側を「後方」と記す。

タービン段１０において、エンドウォール１５は、回転軸の周方向（図に矢印Ｃで示す）に延びている。エンドウォール１５には、回転軸から径方向に等しい距離に位置している面（以下、基準面と記す）１５ａに対して、回転軸の径方向を内側に凹んでいる凹み（以下、凹部と記す）５０が形成されている。なお、図において、回転軸の径方向は、矢印Ａで示す軸方向と矢印Ｃで示す周方向の双方に直交する方向である。凹部５０は、隣り合う翼２０の間に設けられており、回転軸の周方向に全周に亘って配列されている。

図１及び図２に示すように、一方の翼２０の腹面２４と、当該翼２０の腹面２４と対向する他方の翼２０の背面２６との間には、翼間流路３０が形成されており、凹部５０は、エンドウォール１５のうち翼間流路３０に対応して設けられている。凹部５０は、回転軸の軸方向Ａのうち前縁２２側すなわち前方を上にし、後縁２８側すなわち後方を下にした略Ｖ字形状をなしている。

なお、翼間流路３０において燃焼ガスの流動方向の上流側すなわち前縁２２側を、単に「上流側」と記す。これに対して、燃焼ガスの流動方向の下流側すなわち後縁２８側を、単に「下流側」と記す。また、翼間流路３０において、一方の翼２０の後縁２８と、他方の翼２０の背面２６との間に形成される最も流路幅の狭い部位を、以下に「絞り部」と記して符号３３で示す。

また、図１において、凹部５０のうち回転軸から径方向に等距離に位置している基準面１５ａに対して回転軸の径方向に凹む距離（以下、「深さ」と記す）が等しい部位を、同一の線で結んでいる。各線には、それぞれ深さを示す任意の指数（０〜３）を付与している。指数０（ゼロ）は、基準面１５ａを示し、指数が大きくなるに従って深さが大きく（深く）なることを示している。なお、凹部５０のうち最も深い部位で４〜６ｍｍ程度である。

凹部５０は、図１及び図３−１〜図３−３に示すように、一方の翼２０の腹面２４の前縁２２側の部位に沿って延びている腹側凹部５４と、他方の翼２０の背面２６の前縁２２側の部位に沿って延びている背側凹部５６と、これら腹側凹部５４及び背側凹部５６を、当該腹側凹部５４及び背側凹部５６に対して翼間流路３０の下流側において接続する接続凹部５８とを有している。

腹側凹部５４は、図１、図３−１及び図３−２に示すように、翼２０の腹面２４に沿って延びており、且つ当該腹面２４には被らないように、すなわち腹側凹部５４により腹面２４に凹凸が形成されないように構成されている。腹側凹部５４における軸方向Ａの前方の端５４ａは、前縁２２に比べて僅かに前方に設定されている。このように構成された腹側凹部５４は、エンドウォール１５に沿って翼間流路３０に流入する燃焼ガスのうち、翼２０の腹面２４に向かう燃焼ガスの流速を減速させることが可能となっている。

一方、背側凹部５６は、腹側凹部５４と同様に、一方の翼２０と隣り合う他方の翼２０の背面２６に沿って延びている。背側凹部５６は、当該背面２６には被らないように、すなわち背側凹部５６により背面２６に凹凸が形成されないように構成されている。背側凹部５６における軸方向Ａの前方の端５６ａは、前縁２２に比べて僅かに前方に設定されている。このように構成された背側凹部５６は、エンドウォール１５に沿って翼間流路３０に流入する燃焼ガスのうち、翼２０の背面２６に向かう燃焼ガスの流速を減速させることが可能となっている。

これら背側凹部５６と腹側凹部５４は、図３−１及び図３−２に示すように、エンドウォール１５の基準面１５ａ（図に破線で示す）に対して、回転軸の径方向（図に矢印Ｒで示す）に等しい距離を以って凹んでいる。すなわち、背側凹部５６の底５６ｃと、腹側凹部５４の底５４ｃは、基準面１５ａから回転軸径方向に同一の距離に位置するよう設定されている。腹側凹部５４及び背側凹部５６に対して軸方向Ａの後方すなわち翼間流路３０の下流側すなわち後縁２８側には、接続凹部５８が設けられており、腹側凹部５４と背側凹部５６は、当該接続凹部５８を介して接続されている。

接続凹部５８は、図１及び図３−３に示すように、一方の翼２０の腹面２４と他方の翼２０の背面２６との間に形成される翼間流路３０に沿って延びており、接続凹部５８の軸方向Ａの後方の端５８ａは、翼２０の後縁２８の近傍に設定されている。このように構成された接続凹部５８は、腹側凹部５４及び背側凹部５６からの燃焼ガスを合流させて、一方の翼２０の後縁２８と、他方の翼２０の背面２６との間にある翼間流路３０の絞り部３３に導くことが可能となっており、また、翼間流路３０を前縁２２側から絞り部３３に向かう燃焼ガスの流れを減速することが可能となっている。

次に、本実施例に係るタービン段の翼間流路における静圧分布について、凹部が形成されていないタービン段と比較して図４及び図５を用いて説明する。図４及び図５において、静圧が等しい部位を同一の線（圧力等高線）で結んでいる。各線には、それぞれ静圧を示す任意の指数（２〜１１）を付与しており、指数が大きくなるに従って静圧が高くなることを示している。なお、静圧が最も低い部位で約９０ｋＰａである。

凹部５０を有しないタービン段１００においては、図４に示すように、翼間流路３０において前縁２２側から絞り部３３に向けて静圧が緩やかに低下している。特に、絞り部３３の上流側において、指数８〜指数４で示すように、略均等な圧力勾配で静圧が低下している。

一方、凹部５０が形成されたタービン段１０においては、図５に示すように、凹部５０を有しないタービン段１００に比べて、指数８〜指数４の圧力等高線が密になっており、絞り部３３の直上流側における圧力勾配が急峻なものとなっている。その分、翼間流路３０のうち上流側（前縁２２側）においては、圧力勾配が緩やかなものとなり、翼間流路３０に流入した燃焼ガスの流れが、腹面２４又は背面２６に衝突して、乱れた流れ（以下、二次流れと記す）が生じてしまうことを抑制することができる。

次に、本実施例に係るタービン段のエンドウォールにおける熱伝達率の分布について、凹部が形成されていないタービン段と比較して図６及び図７を用いて説明する。図６及び図７において、熱伝達率［Ｗ／（ｍ^２・Ｋ）］が等しい部位を同一の線（等熱伝達率線）で結んでいる。各線には、それぞれ熱伝達率を示す任意の指数（１〜５）を付与しており、指数が大きくなるに従って熱伝達率が高くなることを示している。

凹部を有しないタービン段１００においては、図６に示すように、翼間流路３０のうち絞り部３３において、他に比べて熱伝達率が特に高い領域、例えば、指数５で示す等熱伝達率線で囲まれた領域が生じている。当該部位は、絞り部３３から背面２６に沿って延びている。このような熱伝達率の高い領域がエンドウォール１５に広い面積に亘って生じると、翼間流路３０を流れる燃焼ガスの熱が当該部位からプラットホーム１４に伝達され、プラットホーム１４や、これに結合される翼２０が受ける熱的負荷が増大するという問題が生じてしまう。

一方、本実施例に係るタービン段１０においては、エンドウォール１５に凹部５０が形成されているため、図７に示すように、翼間流路３０の絞り部３３において、凹部５０を有しないタービン段１００に比べて、指数５の等熱伝達率線により囲まれた熱伝達率の高い領域の面積が減少している。また、翼間流路３０において、指数３や指数２の等熱伝達率線で囲まれた領域も減少しており、その分、指数１の等熱伝達率線により囲まれた領域が増加している。

このようにして、凹部５０が形成されたタービン段１０は、翼間流路３０に対応するエンドウォール１５において、凹部５０を有しないタービン段１００に比べて熱伝達率の高い領域を縮小している。これにより、タービン段１０は、翼間流路３０を流れる燃焼ガスから、エンドウォール１５を介してプラットホーム１４に伝達される熱量を低減することができ、当該プラットホーム１４や、これに結合された翼２０の熱的負荷を低減することができる。

以上に説明したように本実施例に係るタービン段１０は、プラットホーム１４の翼間流路３０側の壁面であるエンドウォール１５には、回転軸の径方向Ｒに凹む凹部５０が周方向Ｃに配列されており、当該凹部５０は、隣り合う翼２０のうち一方の翼の腹面２４のうち前縁２２側に沿って延びている腹側凹部５４と、当該腹面２４と対向する他方の翼の背面２６のうち前縁２２側に沿って延びている背側凹部５６と、を有している。

タービン段１０において、エンドウォール１５に沿って翼間流路３０に流入する燃焼ガスのうち、翼２０の背面２６に向かう燃焼ガスの流速を背側凹部５６が減速させると共に、翼２０の腹面２４に向かう燃焼ガスの流速を腹側凹部５４が減速させる。これにより、タービン段１０は、翼間流路３０に面するエンドウォール１５において熱伝達率の高い領域が生じることを、凹部５０を有しないタービン段１００に比べて減少させることができ、翼間流路３０を流れる燃焼ガスから翼２０及びプラットホーム１４が受ける熱的負荷を低減することができる。

また、本実施例に係るタービン段１０は、凹部５０は、背側凹部５６と腹側凹部５４とを、これらに対して翼間流路３０の下流側において接続する接続凹部５８を有するものとしたので、腹側凹部５４及び背側凹部５６からの燃焼ガスを合流させて、一方の翼２０の後縁２８と、他方の翼２０の背面２６との間にある翼間流路３０の絞り部３３に向かう燃焼ガスの流れを減速することができる。当該絞り部３０に面するエンドウォール１５に熱伝達率の高い領域が生じることを抑制することができる。

なお、本実施例に係るタービン段１０は、背側凹部５６と腹側凹部５４は、エンドウォール１５のうち回転軸の周方向Ｃに延びている基準面１５ａに対して回転軸の径方向Ｒに等しい距離を以って凹んでいるものとしたが、これに限定されるものではない。背側凹部５６と腹側凹部５４が回転軸の径方向に凹む距離は、翼間流路における空力性能等に応じて任意の値に設定することができる。

また、本実施例に係るガスタービン１は、燃焼用の空気を取り入れて圧縮する圧縮機３と、圧縮された空気を燃焼させる燃焼器４と、燃焼ガスから機械的動力を取り出すタービン５とを備えたガスタービン１であって、タービン５を構成するタービン段１０のうち、プラットホーム１４の翼間流路３０側の壁面であるエンドウォール１５には、回転軸の径方向に凹む凹部５０が設けられている。凹部５０は、隣り合う翼２０のうち一方の翼２０の腹面２４の前縁２２側に沿って延びている腹側凹部５４と、当該腹面２４と対向する他方の翼の背面２６の前縁２２側に沿って延びている背側凹部５６と、を有している。タービン段１０において、エンドウォール１５に沿って翼間流路３０に流入する燃焼ガスのうち、翼２０の背面２６に向かう燃焼ガスの流速を背側凹部５６が減速させると共に、翼２０の腹面２４に向かう燃焼ガスの流速を腹側凹部５４が減速させる。これにより、タービン段１０は、翼間流路３０に面するエンドウォール１５において熱伝達率の高い領域が生じることを、凹部５０を有しないタービン段１００に比べて減少させることができ、翼間流路３０を流れる燃焼ガスから翼２０及びプラットホーム１４が受ける熱的負荷を低減することができる。

本実施例に係る軸流式ターボ機械用のタービン段の構成について図９を用いて説明する。図９は、本実施例に係るタービン段におけるエンドウォールの形状を示す展開図である。本実施例に係るタービン段において、凹部は、上述の背側凹部とは別個に、翼の前縁近傍から背面に沿って延びる前縁側凹部を有している点で、実施例１と異なり、以下に詳細を説明する。なお、実施例１と略共通の構成については、同一の符号を付して説明を省略する。

なお、図９は、軸流式ターボ機械のロータの回転軸の周方向（図に矢印Ｃで示す）に延びるプラットホームを、直線状に展開した図面となっている。また、図９において、翼については、その断面である翼形（aerofoil）のみを示している。

図９に示すように、本実施例に係るタービン段１０Ｂにおいて、プラットホーム（図示せず）の翼間流路３０側の壁面であるエンドウォールには、回転軸（軸方向を図に矢印Ａで示す）の径方向に凹む凹部５０Ｂが、回転軸の周方向（図に矢印Ｃで示す）に配列されている。

凹部５０Ｂは、一方の翼２０の腹面２４の前縁２２側の部位に沿って延びている腹側凹部５４Ｂと、翼２０の腹面２４側に設けられた他方の翼２０の背面２６のうち略中央に設けられた背側凹部５６Ｂと、これら腹側凹部５４Ｂと背側凹部５６Ｂを、翼間流路３０の下流側で接続する接続凹部５８とを有している。

腹側凹部５４Ｂにおける軸方向Ａの前方の端５４Ｂａは、前縁２２に比べて僅かに後方に設定されている。同様に、背側凹部５６Ｂにおける軸方向Ａの前方の端５６Ｂａは、前縁２２に比べて僅かに後方に設定されている。つまり、本実施例に係る腹側凹部５４Ｂと背側凹部５６Ｂは、上述の実施例１に係る腹側凹部５４及び背側凹部５６に比べて翼間流路３０の上流側が短く構成されている。

凹部５０Ｂは、腹側凹部５４Ｂ、及び背側凹部５６Ｂとは別個に、前縁２２の近傍から背面２６に沿って延びる前縁側凹部５７を有している。前縁側凹部５７は、翼間通路３０の下流側の端５７ｃが、背側凹部５６Ｂの前方の端５６Ｂａに近接して延びている。

このように構成された前縁側凹部５７は、図に矢印Ｇｉで示すように、背面２６の前縁２２側に向かう燃焼ガスの流れを減速することが可能となっている。これにより、タービン段１０Ｂは、凹部５０Ｂにより翼間流路３０、特に、絞り部３３のエンドウォール１５において熱伝達率の高い領域が生じることを抑制しつつ、高速の燃焼ガスの流れが背面２６のうち前縁２２側の部位に衝突して、乱れた流れ（二次流れ）が生じることを抑制することができる。

以上に説明したように本実施例に係るタービン段１０Ｂにおいて、凹部５０Ｂは、前記背側凹部５４Ｂとは別個に、前縁２２近傍から背面２６に沿って延びる前縁側凹部５７を有するものとしたので、背面２６の前縁２２側に向かう燃焼ガスの流れを減速することができ、高速の燃焼ガスの流れが背面２６のうち前縁２２側に衝突して、燃焼ガスの流れに乱れが生じることを抑制することができる。

なお、上述の各実施例において説明した凹部５０；５０Ｂが形成されるエンドウォールは、動翼の翼列が結合されるプラットホームのエンドウォールに限定されるものではない。エンドウォールは、翼が結合されるプラットホームの翼間流路側の壁面であれば良く、凹部５０；５０Ｂは、例えば、静翼の翼列が内周に結合されるプラットホームであるケーシング（車室）のエンドウォールや、静翼の翼列が外周に結合される翼根リングのエンドウォールに形成することができる。

以上のように、本発明は、軸流式ターボ機械に有用であり、特にガスタービンに適している。

実施例１に係るタービン段におけるエンドウォールの形状を示す展開図である。 実施例１に係るタービン段の構成を示す斜視図である。 図１のＡ−Ａ線による断面図である。 図１のＢ−Ｂ線による断面図である。 図１のＣ−Ｃ線による断面図である。 従来技術に係るタービン段の翼間流路における静圧分布を示す図である。 実施例１に係るタービン段の翼間流路における静圧分布を示す図である。 従来技術に係るタービン段のエンドウォールにおける熱伝達率の分布を示す図である。 実施例１に係るタービン段のエンドウォールにおける熱伝達率の分布を示す図である。 実施例１に係るガスタービンの全体構成を示す断面図である。 実施例２に係るタービン段におけるエンドウォールの形状を示す展開図である。

符号の説明

１ ガスタービン
３ 圧縮機
４ 燃焼器
５ タービン
１０，１０Ｂ タービン段
１４ プラットホーム
１５ エンドウォール
２０ 翼
２２ 前縁
２４ 腹面
２６ 背面
２８ 後縁
３０ 翼間流路
３３ 絞り部
５０，５０Ｂ 凹部
５４，５４Ｂ 腹側凹部
５６，５６Ｂ 背側凹部
５７ 前縁側凹部
５８ 接続凹部

Claims (4)

1. 軸流式ターボ機械に用いられ、回転軸の周方向に延びているプラットホームから回転軸の径方向に延びている翼が回転軸の周方向に配列されて、隣り合う翼の間に翼間流路が形成されるタービン段であって、
   プラットホームの翼間流路側の壁面であるエンドウォールには、回転軸の径方向に凹む凹部が設けられており、
   凹部は、
   隣り合う翼のうち一方の翼の腹面の前縁側に沿って延びている腹側凹部と、
   当該腹面と対向する他方の翼の背面の前縁側に沿って延びている背側凹部と、
   背側凹部と腹側凹部とを、これらに対して翼間流路の下流側において接続する接続凹部と、
   を有することを特徴とするタービン段。
2. 請求項１に記載のタービン段において、
   凹部は、
   前記背側凹部とは別個に、前縁近傍から背面に沿って延びる前縁側凹部を有することを特徴とするタービン段。
3. 請求項１又は２に記載のタービン段において、
   背側凹部と、腹側凹部は、エンドウォールのうち回転軸の周方向に延びている基準面に対して回転軸の径方向に等しい距離を以って凹んでいる
   ことを特徴とするタービン段。
4. 燃焼用の空気を取り入れて圧縮する圧縮機と、圧縮された空気を燃焼させる燃焼器と、燃焼ガスから機械的動力を取り出すタービンとを備えたガスタービンであって、
   タービンを構成するタービン段のうち、プラットホームの翼間流路側の壁面であるエンドウォールには、回転軸の径方向に凹む凹部が設けられており、
   凹部は、
   隣り合う翼のうち一方の翼の腹面の前縁側に沿って延びている腹側凹部と、
   当該腹面と対向する他方の翼の背面の前縁側に沿って延びている背側凹部と、
   背側凹部と腹側凹部とを、これらに対して翼間流路の下流側において接続する接続凹部と、
   を有することを特徴とするガスタービン。

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